DE1218885B - Airplane with heavily swept wings, from the leading edge of which a flat gas jet is blown out - Google Patents

Description

Flugzeug mit stark gepfeilten Tragflächen, aus deren Vorderkante ein flacher Gasstrahl ausgeblasen wird Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuge mit stark gepfeilten Tragflügeln, aus deren Vorderkante durch Schlitze längs zumindest eines Teiles der Spannweite ein flacher Gasstrom ausgeblasen wird.Airplane with heavily swept wings from the leading edge flat gas jet is blown The invention relates to aircraft with heavily swept wings, from the leading edge through slits longitudinally at least a shallow stream of gas is blown out of part of the span.

Die Bezeichnung »Flugzeug« soll hier in weitestem Sinne Fluggeräte aller Arten bezeichnen, und unter »Tragflügeln« sind nicht nur gesondert an einen Rumpf anzubringende Tragflügel zu verstehen, sondern alle zur Erzeugung des aerodynamischen Auftriebs dienenden Konstruktionsteile, Insbesondere ist die Erfindung anwendbar auf Fluggeräte, die eine Spitzbogen-, Delta-, Pfeil- oder ähnliche Grundrißform haben. Sie ist auch dort anwendbar, wo die Vorderkante in die Flügelseitenkante übergeht.The term "airplane" is intended here in the broadest sense for aircraft denote all kinds, and under "wings" are not just separate to one Understand the fuselage to be attached to the wing, but all to generate the aerodynamic Structural parts used for buoyancy, in particular the invention is applicable on aircraft that have a pointed arch, delta, arrow or similar plan shape to have. It can also be used where the leading edge meets the wing side edge transforms.

Die Erfindung ist ferner anwendbar auf Fluggeräte, deren Rumpf den Tragflügel bildet und einen Pfeilwinkel von fast 01 hat.The invention is also applicable to aircraft whose fuselage forming the wing and has a sweep angle of almost 01.

Flugzeuge der eingangs geschilderten Gattung sind an sich bekannt. Beispielsweise hat man bei einem Dreieckflugzeug an der innenliegenden Vorderkante des Tragflügels im Bereich einer verschiebbaren oder verschwenkbaren Störklappe als Landehilfe einen vom Triebwerk zu speisenden Gasaustrittsschlitz vorgesehen, durch den ein flacher Gasstrahl so in der Flugrichtung ausgestoßen wird, daß sich im mittleren Bereich des Tragflügels ein vom Randwirbel unabhängiger kräftiger Wirbel bildet, durch den im Langsamflugbereich eineAuftriebsverbesserung erzielt wird.Aircraft of the type described above are known per se. For example, on a triangular airplane, you have on the inside leading edge of the wing in the area of a sliding or pivoting spoiler a gas outlet slot to be fed by the engine is provided as a landing aid, through which a flat gas jet is ejected in the direction of flight so that in the middle area of the wing a powerful vortex independent of the tip vortex through which an improvement in lift is achieved in the slow flight range.

Nun ist es, eine Eigenschaft aerodynamischer Auftriebselemente mit kleinem Seitenverhältnis und einem relativ großen Außenrandwinkel relativ zur Flugzeugquerachse, das ein wesentlicher Teil des Auftriebes durch Schichtwirbel oder Flächenwirbelströmungen erzeugt werden kann, die beim Vorwärtsflug von den Vorderkanten ausgehen und sich von ihnen ablösen. Noch bessere aerodynamische Eigenschaften lassen sich nach einem anderen bekannten Vorschlag erzielen, wenn man diese Schichtwirbel oder Flächenwirbelströmungen in bestimmter Weise beeinflußt. Nach diesem Vorschlag werden die Bildung und Ablösung solcher Schichtwirbel oder Flächen-wirbelströmungen dadurch begünstigt oder ge - fördert, daß aus dem gepfeilten Rand des Auftriebselementes ein, Gasstrom in Form einer flachen dünnen Schicht so ausgestoßen wird, daß dadurch der Aufbau und die Weiterbildung des natürlich vorhandenen Schichtwirbels gefördert und dieser verstärkt wird. Auch hierbei wird die Gasströmung von einem Triebwerk des Flugzeuges geliefert.It is a property of aerodynamic lift elements with a small aspect ratio and a relatively large outer edge angle relative to the aircraft transverse axis that a substantial part of the lift can be generated by bed vortices or surface vortex currents that emanate from and detach from the leading edges during forward flight. According to another known proposal, even better aerodynamic properties can be achieved if these bed vortices or surface vortex flows are influenced in a certain way. According to this proposal, the formation and detachment are such layer eddy or area vortex flows favored or ge - promotes that gas flow is ejected in the form of a flat thin layer as from the swept-back edge of the lift element a that characterized the structure and the further development of the course, existing layer vortex promoted and this is strengthened. Here, too, the gas flow is supplied by an engine of the aircraft.

Aufgabe der Erfindung ist es, die vorbesehriebenen Fluggeräte weiterzuentwickeln und die allgemeinen Flugeigenschaften zu verbessern. Gemäß der Erfindung ist ein Flugzeug dieser Art vor allem dadurch gekennzeichnet, daß der flache Gasstrom eine Strömungskomponente nach rückwärts aufweist, um Vortrieb zu erzeugen. Auf diese Weise läßt sich mit der Verstärkung und dem Ab- lösen des Flächenschichtwirbels durch eine in der gleichen Strömung vorgesehene Kraftkomponente wenigstens ein Teil, gegebenenfalls sogar der ganze Vortrieb aufbringen, Der Ausblaseschlitz kann gegebenenfalls einen festen Querschnitt haben, soll jedoch nach Möglichkeit längs der Spannweite unterschiedlich weit sein, insbesondere nimmt die Weite des Ausblaseschlitzes nach der Tragflügelspitze hin ab.The object of the invention is to further develop the aircraft described above and to improve the general flight characteristics. According to the invention, an aircraft of this type is primarily characterized in that the flat gas flow has a backward flow component in order to generate propulsion. In this way, with the reinforcement and detachment of the surface layer vortex by a force component provided in the same flow, at least part, possibly even the entire propulsion, can be applied be different, in particular the width of the blow-out slot decreases towards the wing tip.

Die Gasschicht kann mit einer nach abwärts oder aufwärts gerichteten Komponente aus der schlitzartigen Ausblasöffnung ausgestoßen werden. Vorzugsweise sind schwenkbare Leitflügel im Ausblaseschlitz zur Veränderung der Ausblaserichtung vorgesehen. Auf diese Weise läßt sich unter anderem der Ausblasewinkel nach rückwärts verändern, und man kann den ausgeblasenen Gasstrom mehr oder weniger nach unten oder auch nach oben richten.The gas layer can be directed downwards or upwards Component from the slot-like Exhaust port are ejected. Preferably, pivotable guide vanes are in the blow-out slot to change the Direction of discharge provided. In this way, among other things, the discharge angle change backwards, and you can more or less the blown gas flow point downwards or upwards.

Gemäß einer besonderen Ausführungform der Erfindung sind mehrere Strahltriebwerke längs der Vorderkante der Tragflügel angeordnet und erzeugen einen aus den Ausblaseschlitzen homogen austretenden Gasstrom. Vorzugsweise sind dabei die Strahltriebwerke in einem Ejektorkanal zur Beschleunigung zusätzlicher Luftmassen angeordnet. Man kann die Strahltriebwerke auch an irgendeiner anderen auswählbaren Stelle des Fluggerätes anordnen und zur Lieferung des Vortriebsgasstromes an Ausstoßdüsen anschließen, die ihrerseits längs der Vorderkanten des Tragflügels verteilt sind.According to a particular embodiment of the invention, there are several jet engines arranged along the leading edge of the airfoil and create one out of the blow-out slots homogeneously exiting gas stream. The jet engines are preferably in one Ejector channel arranged to accelerate additional air masses. You can Jet engines also at any other selectable location on the aircraft arrange and connect to discharge nozzles for the delivery of the propulsion gas flow, which in turn are distributed along the leading edges of the wing.

Schließlich wird erfindungsgemäß noch vorgeschlagen, eine Einlaßöffnung eines Kanals zur Ansaugung zusätzlicher Luftmassen durch Ejektorwirkung mittels einer vorflügelartigen Klappe verschließbar auszubilden. Es können auch Ventilatoren vorgesehen werden, um einen solchen zusätzlichen Luftstrom aufzubringen.Finally, the invention also proposes an inlet opening a duct for sucking in additional air masses by means of an ejector train a slat-like flap closable. There can also be fans be provided to apply such an additional air flow.

Wie im einzelnen noch dargelegt werden wird, ermöglicht die Erfindung bei außerordentlich günstigen Wirkungsgraden den gleichen Gasstrom zur Auftriebs- und Vortriebserzeugung heranzuziehen, wobei durch Veränderung der Strahlrichtung diese Größen geregelt werden können und sich gegebenenfalls der ganze Vortrieb durch diese Gasströme erzielen läßt, während andererseits ohne wesentliche oder völlig ohne Vortriebserzeugung ein ausreichender Auftrieb erzeugt wird, so daß sich beachtliche Lansamflugeigenschaften bzw. Senkrechtstarteigenschaften ergeben.As will be explained in detail, the invention enables the same gas flow for the buoyancy and propulsion generation to be used, whereby by changing the beam direction these variables can be regulated and, if necessary, the entire advance is carried out can achieve these gas flows, while on the other hand without substantial or completely Without generating propulsion a sufficient lift is generated, so that considerable Lansam flight characteristics or vertical take-off characteristics result.

Zur näheren Erläuterung der Erfindung werden nun Ausführungsbeispiele unter Hinweis auf die Zeichnung ausführlicher beschrieben; es zeigen Fig. 1 und 2 die Gestalt von Flugzeugmodellen, die für die Überprüfung der Erfindung bei Windtunnelversuchen gebaut worden sind, F i g. 3 bis 19 unterschiedliche Kurvendarstellungen, in denen die Meßergebnisse niedergelegt sind, die mit den Modellen nach den F i g. 1 und 2 erhalten wurden, F i g. 20, 21 und 22 jeweils eine Seiten-, Stim- und Aufsicht auf ein Flugzeug mit angenäherter Delta-Grundrißform, bei dem die Erfindung benutzt wird, F i g. 23 ein Teilstück einer Aufsicht auf den vorderen Rand des Flügels des in den F i g. 20 bis 22 dargestellten Flugzeuges, F i g. 24 eine im Maßstab vergrößerte Teildarstellung,eines Schnittes längs der SchnittlinieXXIV-XXIV der F i g. 22, welche den vorderen Rand des Flugzeugflügels in der normalen Reiseflugstellung veranschaulicht, F i g. 25 eine der F i g. 24 entsprechende Darstellung, bei der aber der vordere Rand des Flugzeugflügels in der Anordnung für Start oder Landen veranschaulicht ist, F i g. 26 eine der F i g. 24 entsprechende Darstellung einer abweichenden Ausbildung des Flugzeuges gemäß den F i g. 20 bis 25, F i g. 27 und 28 den, F i g. 23 und 24 entsprechende Darstellungen einer weiteren Ausbildungsform, F i g. 29 eine der F i g. 22 entsprechende Darstellung einer wahlweisen Ausführungsform der Erfindung, F i g. 30 und 31 Teildarstellungen der Erfindungsform gemäß F i g. 29, die den F i g. 23 und 24 im wesentlichen entsprechen, wobei die F ig.31 eine Schnittdarstellung längs der SchnittlinieXXXI-XXXI in F i g. 29 ist, und F i g. 32 und 33 eine Aufsicht und eine Seitenansicht noch eines anderen erfmdungsgemäß ausgeführten Flugzeuges.For a more detailed explanation of the invention, exemplary embodiments will now be described in more detail with reference to the drawing; 1 and 2 show the shape of aircraft models which have been built for testing the invention in wind tunnel tests, FIG . 3 to 19 different graphs in which the measurement results are recorded that were obtained with the models according to FIGS . 1 and 2, FIG. 20, 21 and 22 each show a side, front and top view of an aircraft with an approximate delta plan shape in which the invention is used, FIG . 23 is a part of a plan view of the front edge of the wing of the in FIGS. 20 to 22 illustrated aircraft, F i g. 24 is a partial illustration, enlarged on a scale, of a section along the section line XXIV-XXIV of FIG. 22, which illustrates the leading edge of the aircraft wing in the normal cruise position, FIG. 25 one of the F i g. 24 corresponding representation, but in which the front edge of the aircraft wing is illustrated in the arrangement for take-off or landing, FIG. 26 one of the F i g. 24 corresponding representation of a different design of the aircraft according to FIGS. 20 to 25, FIG. 27 and 28 den, F i g. 23 and 24 corresponding representations of a further form of embodiment, FIG. 29 one of the F i g. 22 corresponding representation of an optional embodiment of the invention, FIG. 30 and 31 partial representations of the form of the invention according to FIG. 29 showing the F i g. 23 and 24 essentially correspond, FIG. 31 being a sectional view along the section line XXXI-XXXI in FIG . 29 is, and F i g. 32 and 33 a plan view and a side view of yet another aircraft designed according to the invention.

Windtunnelversuche mit relativ geringen Windgeschwindigkeiten wurden an dem Flugzeug-Nurflügehnodell W gemäß F i g. 1 durchgeführt. Das Modell ist ein Deltaflügel mit einem Pfeilwinkel von 70', einem Seitenverhältnis von 0,73 mit »gestutzten« Flügelspitzen und mit einer Spannweite, die gleich einem Drittel der Flügelbasislänge ist. Rings um die äußere Umfangslinie des Flügels erstreckt sich ein Schlitz von konstanter Breite mit Ausnahme eines schmalen Abschnitts in der Nähe der vorderen Flügelspitze; durch diesen Schlitz kann unter Überdruck in das Innere des Flügels eingeführte Luft längs der vorderen Flügelkanten (Leitkantenausblasung) und der hinteren oder Ablaufkanten (Ablaufkantenausblasung) als ein Schichtstrahl ausgeblasen werden. Um den Schichtstrahl, der aus dem Schlitz austritt, unter einem Winkel abzulenken, ist der Schlitz durch eine größere Zahl von Trennwänden unterteilt. Der in F i g. 1 eingetragene Winkel e ist der Neigungswinkel der Schichtströmung relativ zur Flügelkante; auf diesen Winkel wird weiter unten noch eingegangen. Einige vorbereitende Versuche in bezug auf die Richtung der Schichtstrahlströmung zeigten, daß es sich zur Erzielung einer bestimmten Strömungsrichtung in dem Schichtstrahl als vorteilhaft erwies, die Schicht in eine größere Anzahl kleiner Strahlen aufzuteilen, von denen jeder unabhängig von den anderen »gelenkt« werden konnte. Die einzelnen Strahlen schlossen sich in sehr kleinem Ab- stand von dem Schlitz zu einer gleichmäßigen Strahlschicht zusammen. Die während der Versuche angewendeten Windgeschwindigkeiten im Windtunnel lagen zwischen 16 und 65 m/sec.Wind tunnel tests with relatively low wind speeds were carried out on the aircraft flying-only model W according to FIG. 1 carried out. The model is a delta wing with an arrow angle of 70 ', an aspect ratio of 0.73 with "trimmed" wing tips and with a wingspan that is equal to one third of the wing base length. Extending around the outer circumference of the wing is a slot of constant width except for a narrow portion near the leading wing tip; Through this slot, air introduced under excess pressure into the interior of the wing can be blown out as a stratified jet along the leading wing edges (leading edge blowout) and the trailing or trailing edges (trailing edge blowout). In order to deflect the layer beam emerging from the slot at an angle, the slot is divided by a larger number of partition walls. The in F i g. 1 registered angle e is the angle of inclination of the stratified flow relative to the wing edge; this angle will be discussed further below. A few preliminary experiments with the direction of the stratified jet flow showed that in order to achieve a certain flow direction in the stratified jet it was found to be advantageous to split the layer into a larger number of small jets, each of which could be "steered" independently of the others. The individual jets joined together at a very small distance from the slot to form a uniform spouted layer . The wind speeds used in the wind tunnel during the tests were between 16 and 65 m / sec.

Die Versuche ergaben, daß die Strahlschicht, die durch Ausblasen an den Vorderkanten und Flügelspitzen erzeugt wurde, sich »aufrollt« und Leitkantenschichtwirbel ähnlicher Art bildet, wie die freien Schichtwirbel, die nur durch das Strömen der Windtunnelluft über die Flügeloberflächen entstehen, obwohl die Grenzdruckbedingung geändert wurde, da die Strahlschicht nun -eine Druckdifferenz »aushalten« kann.The tests showed that the spouted bed, which was blown out the leading edges and wing tips was created, "curls up" and leading edge layer vortices of a similar nature, like the free stratiform eddies, which are created only by the flow of the Wind tunnel air over the wing surfaces arise, although the limit pressure condition was changed because the spouted bed can now "withstand" a pressure difference.

Es wurden weitere Versuche durchgeführt, bei denen die Strahlschicht nach abwärts gerichtet wurde. Wie man aus der F i g. 2 ersieht, wurde die Gasstrahlschicht unter einem Winkel 0 gegenüber der waagerechten Ebene YY des Flügelmodells W ausgestoßen.Further tests were carried out in which the spouted bed was directed downwards. As one can see from FIG. 2, the gas jet layer was ejected at an angle 0 with respect to the horizontal plane YY of the wing model W.

Die F i g. 3 und 4 sind graphische Schaubilder, welche den Verlauf der Auftriebszunahme A CLB enthalt-en, die sich infolge des Ausblasens ergibt; die Auftriebszunahme ist in Abhängigkeit von dem Blasimpulsfaktor Cu aufgetragen, d. h. dem gesamten Impuls der ausgeblasenen Luft dividierl durch q,) - S, wobei q. der dynamische Druck im Hauptluftstrom und S die Flügelfläche bedeutet. DiE Darstellungen der F i g. 3 und 4 gelten für den Fall bei dem das Ausblasen von Luft an sämtlichen Kanten des Modells erfolgt, wobei in dem einen Fall der Winkel 0 # 0 und im anderen Fall gleich 301 ist.The F i g. 3 and 4 are graphic diagrams showing the course of the increase in lift A CLB which results from the blowout; the increase in lift is plotted as a function of the blowing momentum factor Cu, i.e. H. divide the total momentum of the blown air by q,) - S, where q. is the dynamic pressure in the main air flow and S is the wing area. The representations of FIG. 3 and 4 apply to the case in which the air is blown out at all edges of the model, the angle 0 # 0 in one case and 301 in the other.

Man erkennt aus diesen Darstellungen, daß bei kleinen Werten von C g und gleichbleibendem Flügelanstellwinkel ec der Auftrieb verhältnismäßig schnell ansteigt, daß sich jedoch bei Werten von Cu, die größer als etwa 0,2 sind, der Zuwachs des Auftriebes zurückgeht. Die Kurvendarstellung zeigt ferner, daß bei einem gegebenen Wert von Cy die Zunahme des Auftriebs mit dem Flügelanstellwinkela steigt.It can be seen from these representations that with small values of C g and constant wing angle of attack ec the lift increases relatively quickly, but that with values of Cu that are greater than about 0.2 the increase in lift decreases. The graph also shows that for a given value of Cy, the increase in lift increases with the wing angle of attack α.

Die Art und Weise, in der sich der Auftrieb in Ab- hängigkeit von dem Ausblasen und dem Flügelanstellwinkel ändert, läßt sich durch Schilderung der Lagenänderung der Schichtwirbel an der vorderen Flügelkante erklären-.The way, the buoyancy dependency changes in the in the absence of the blow and the blade angles, the layer vortex on the leading edge of the wing can be erklären- by describing the change in position.

Durch das Ausblasen an der gepfeilten Flügelkante werden die an bzw. über der Randzone im Bereich der Vorderkante sich ausbildenden Wirbel nach obeil und nach außen bewegt, insbesondere bei kleinem ,geometrischem Flügelaustellwinkel oc. Die Bewegung nach außen erfolgt dabei in stetiger Abstufung. Zunächst, wenn der Ausblasdruck vom Wert Null allmählich zunimmt, wird durch die »Schleppwirkung« des Schichtstrahls die sekundäre Trennung der Luftströmung verringert und schließlich vollkommen beseitigt, was bedingt, daß der Wirbelkern sich in Richtung zur Flügelkante hin bewegt. Weiterhin, bei höheren Blasdrücken, dringt die Strahlschicht weiter in die Luft des Hauptluftstromes ein, welche über die Flügeloberfläche strömt, bevor sie sich zu dem Wirbel »aufrollt«; dadurch wird der Wirbelkern einerseits noch mehr an die Kante des Flügels, aber gleichzeitig auch nach oben von dem Flügel weg verlagert. Schließlich, bei genügend hohen Blasdrücken, löst sich der Wirbelkern von dem Flügel ab, indem er sich weiter nach vorwärts und nach oben bewegt. Diese Bewegung des Wirbelkernes nach oben und außen, die mit Zunahme des Blasimpulsfaktors Cu auftritt, bedeutet, daß die Wirkung des stärkeren, an der Flügelvorderseite gebildeten Wirbels, der durch das Blasen erzeugt wird, zurückgeht, da seine Höhe größer ist als die Höhe eines Wirbels, der ohne Ausblasen an der Vorderkante entsteht, insbesondere bei kleinem Flügelanstellwinkel; und die Bewegung des Wirbels nach außen verringert den Anteil der Flügelfläche, über der sich der durch die Wirbel erzeugte Unterdruck auswirkt. Infolgedessen nimmt die Zuwachsrate des Auftriebes bei konstantem und zunehmendem Blasimpulsfaktor Cy ab. Anderseits bewegt sich der Wirbelkern nach innen, wenn oc - oder genauer otIK, wobei K der Kotangens des Winkels der Flügelvorderkante gegenüber der Querachse des Flugzeuges ist - ansteigt, so daß derWert von Cu, bei dem das VerhältnisACLB/CIU sich abflacht, in Richtung auf höhere Cy-Würte verschoben wird. Daraus ergibt sich als Bedingung für die größte vorteilhafte Auswirkung des Ausblasens auf das Verhältnis A CLBICu: kleiner Wert von Cy, um die Verlagerung des Wirbels in Spannweitenrichtung zu verringern, und größter Wert otIK, um die Änderung der Wirbelhöhe, die durch das Ausblasen bedingt ist, klein zu halten.By blowing out at the swept wing edge, the eddies forming on or above the edge zone in the area of the leading edge are moved upwards and outwards, especially in the case of a small, geometric wing angle oc. The outward movement takes place in constant gradation. First, when the blowout pressure gradually increases from zero, the "dragging" effect of the stratified jet reduces and finally completely eliminates the secondary separation of the air flow, which causes the vortex core to move towards the edge of the wing. Furthermore, at higher blowing pressures, the jet layer penetrates further into the air of the main air flow, which flows over the wing surface before it "rolls up" to form the vortex; as a result, the vortex core is on the one hand shifted even more to the edge of the wing, but at the same time it is also shifted upwards away from the wing. Eventually, at sufficiently high blowing pressures, the vertebral core separates from the wing by moving further forward and upward. This upward and outward movement of the vortex core, which occurs with an increase in the blowing momentum factor Cu, means that the effect of the stronger vortex formed on the wing front side, which is generated by the blowing, decreases, since its height is greater than the height of a vortex which occurs without blowing out at the leading edge, especially with a small wing angle of attack; and the outward movement of the vortex reduces the portion of the wing surface over which the negative pressure created by the vortex acts. As a result, the rate of increase in the buoyancy decreases with constant and increasing blowing momentum factor Cy. On the other hand, the vortex core moves inwards when oc - or more precisely otIK, where K is the cotangent of the angle of the leading edge of the wing relative to the transverse axis of the aircraft - increases, so that the value of Cu at which the ACLB / CIU ratio flattens out in the direction of higher Cy-Würte is shifted. As a condition for the greatest advantageous effect of the blowout on the ratio A CLBICu: a small value of Cy in order to reduce the displacement of the eddy in the spanwise direction, and the largest value otIK in order to change the eddy height caused by the blowout to keep it small.

Die beim Ausblasen aus allen Kanten des Flügels erhaltenen Resultate zeigten, daß der größte Anteil der Auftriebssteigerung, die durch das Ausblasen erreicht werden kann, an der Flügelvorderkante erzielbar ist und daß die Auftriebssteigerung durch das Ausblasen an der Seitenkante und der rückwärtigen oder Ablaufkante des Flügels verhältnismäßig klein ist. Weiter ergab sich aus einfachen theoretischen überlegungen, daß es zur Aufrechterhaltung einer »konischen« Strömung über dem Flügelmodell bei Ausblasen aus der Vorderkante des Flügels notwendig war, den Impuls der ausgeblasenen Luft längs der gepfeilten Außenkante von einem Wert Null an der vorderen Spitze de§ Flügels aus stetig zu erhöhen.The results obtained when blowing out from all edges of the wing showed that the largest proportion of the increase in lift was caused by the blowout can be achieved, can be achieved at the wing leading edge and that the increase in lift by blowing out at the side edge and the rear or drainage edge of the Wing is relatively small. Further emerged from simple theoretical Considerations that it was necessary to maintain a "conical" flow over the wing model when blowing out the leading edge of the wing was necessary, the momentum of the blown out Air along the swept outer edge from a value of zero at the front tip The wing is steadily increasing.

Die F i g. 5 zeigt die Auftriebszunahme durch Ausblasen aus, der Vorderkante des Flügels durch einen Schlitz, der sich keilförmig in Richtung von der vorderen Flügelspitze aus erweitert.The F i g. 5 shows the increase in lift due to blowing out, the leading edge of the wing through a slot which widens in a wedge shape in the direction of the leading wing tip.

Die Luftschicht wurde senkrecht zu der vorderen Randkante und in der Ebene der Flügelkante ausgeblasen. Ein Vergleich mit F i g. 3 zeigt, daß die Auftriebzunahme bei einem gegebenen Wert von C vergrößert wird, insbesondere bei kleinen Cu-Werten. Bei großen Cu-Werten (Cu ungefähr 0,5) ist der Gewinn nur gering, da Cß sich auf den gesamten Impuls der ausgeblasenen Luft bezieht, während die Wirbelbewegung oder -verlagerung von dem örtlichen Cy-Wert abhängt, der für einen gesamten C,u-Wert beim alleinigen Ausblasen aus der Vorderkante dort größer ist (da in diesem Falle aus den Flügelseiten und Ablaufkanten keine Luft ausgeblasen, wird).The air layer was blown out perpendicular to the leading edge edge and in the plane of the wing edge. A comparison with FIG. Fig. 3 shows that the increase in lift is increased for a given value of C , especially with small Cu values. For large values Cu (Cu about 0.5) the gain is low since CSS refers to the entire pulse of blown air depends during the swirling motion or modal shift of the local Cy value, which, for an entire C u-value is greater when blowing out from the leading edge alone (since in this case no air is blown out of the sash sides and drainage edges).

Die F i g. 6 bis 11 zeigen die Wirkung von gelenkten Strahlschichten, die kleine Cu-Werte haben, in Rückwärtsrichtung in bezug auf das Flügelmodell, und zwar für unterschiedliche Winkel (9, den von einer senkrecht zur Flügelvorderkante Regenden Richtung nach rückwärts »geschwenkten« Ausstoßwinkel. Die Messungen wurden für eine Reihe von Flügelanstellwinkeln bei jeweils gleichgehaltenem Wert von 0 durchgeführt. Die Auftriebszunahme mit Zunahme von CM ist für x= 0 im wesentlichen linear bis zu Cg-Werten von wenigstens 0,03. Die vorteilhafte Wirkung der Erhöhung von a (oder otIK) ist deutlich erkennbar. Abgesehen von einem 0-Wert gleich 60' (F i g. 9), bei dem die Blasluftverteilung mangelhaft war, ist die Wirkung der Vergrößerung von e bis zu einem Wert von e gleich 701 verhältnismäßig gering. Bei 0 gleich 80' (F i g. 11) jedoch zeigt sich beim Ausblasen über die gesamte Länge der Flügelvorderkante ein deutlich merkbares Ab- fallen des Auftriebes bei einem gegebenen Wert von Cy. Dieses Ergebnis wurde überprüft und darauf zurückgeführt, daß die ausgeblasene Luftschicht auf Grund des Coanda-Effekts an der Flügelvorderkante »klebt«, anstatt in der ihr aufgezwungenen Strömungsrichtung weiterzuströmen, wie dies bis zu einem 0-Wert von 701 der Fall war. Dieser Coanda-Effekt verzögert das »Aufrollen« der ausgeblasenen Luftschichten und verkleinert infolgedessen die Stärke der Wirbel an der vorderen Flügelkante. Um diesen unerwünschten Effekt bei einem Ausblasen aus der Flügelvorderkante unter einem Schrägwinkel von 0 gleich 801 zu verringern, wurde das Ausblasen auf einen Abschnitt des Ausblasschlitzes beschränkt, der in der Nähe der vorderen Flügelspitze des Flügelmodells liegt, d. h. aus einem Schlitz, der sich von einem 121,46 mrn von der Spitze entfernten Punkt bis zu einem zweiten Punkt erstreckt, der 289,56 mm von der Spitze entfernt war. Der Cß-Bereich war wegen des kleineren Schlitzquerschnittes (kleinerer Luftdurchsatz) ganz wesentlich verringert, aber die erhaltenen Ergebnisse, die in Fig. 12 veranschaulicht sind, zeigen eine wesentliche, Verbesserung gegenüber den Ergebnissen beim Ausblasen über die volle Länge der Flügelvorderkante (F i g. 11), insbe, sondere bei höheren Flügelanstellwinkeln.The F i g. 6 to 11 show the effect of steered jet layers, which have small Cu values, in the rearward direction with respect to the wing model, namely for different angles (9, the ejection angle "pivoted" backwards from a direction perpendicular to the leading edge of the wing. The measurements were carried out for a number of wing angles of attack, each with the same value of 0. The increase in lift with an increase in CM is essentially linear for x = 0 up to Cg values of at least 0.03. The advantageous effect of increasing a (or otIK) is clearly visible. Besides (g F i. 9) from a 0 value equal to 60 ', wherein the Blasluftverteilung was deficient, the effect of magnification of e up to a value of e is equal to 701 is relatively low. at 0 equal to 80 '(F i g. 11) however, is shown in blowing out over the entire length of the wing leading edge, a significantly merkbares waste falling of lift at a given value of Cy. This result WUR de checked and traced back to the fact that the blown air layer "sticks" to the leading edge of the wing due to the Coanda effect, instead of continuing to flow in the direction of flow forced on it, as was the case up to a 0 value of 701 . This Coanda effect delays the "rolling up" of the blown air layers and consequently reduces the strength of the vortices at the leading edge of the wing. In order to reduce this undesirable effect in the case of a blowout from the leading edge of the wing at a skew angle of 0 equal to 801 , the blowout was restricted to a section of the blowout slot that is close to the leading wing tip of the wing model, i.e. H. from a slot extending from a point 121.46 mm from the tip to a second point 289.56 mm from the tip. The CSS region was very substantially reduced because of the smaller slot cross-section (smaller air flow rate), but the results obtained, are illustrated in Fig. 12, show a substantial, improvement over the results in blowing over the full length of the wing leading edge (F i g . 11), especially with higher wing angles.

Das Auftriebszuwachsverhältnis JCLBIC A in Ab- hängigkeit von dein Neigungswinkel 0 (Winkel gegenüber einer Senk-rechten zur Flügelvorderkante) ist in F i g. 13 für einen Cy-Wert von 0,01 aufgetragen, wie er näherungsweise dem Wert beim Reiseflug entspricht. Diese graphische Darstellung zeigt deutlich, daß die Auswirkung einer Erhöhung des Winkels 0 bis herauf zu (9-Werten von 700 gering ist, daß sie aber bei höheren 0-Werten sich sehr nachteilig bemerkbar macht, da bei diesen Werten die Strahlschicht anfänglich an der Flügelvorderkante »klebt«. Es wurde auch das Problem des Luftwiderstandes untersucht. In der F i g, 14 wurde der Luftwiderstand (CDB) über dem Auftrieb (CL) aufgetragen, wobei aus sämtlichen Flügelkanten Luft ausgeblasen wurde. Die Messungen wurden für Cg-Werte von 0 und 0,178 durchgeführt. Die Darstellung zeigt, daß das Luftausblasen den Luftwiderstand bei kleinen Flügelanstellwinkeln wegen einer kleinen Gegenschubkomponente des ausgeblaseilen Schichtstrahles etwas erhöht, daß aber der Luftwiderstand bei höheren Auftriebswerten infolge einer Verringerung des vom Auftrieb abhängigen Widerstandes abnimmt.The lift increment ratio JCLBIC A in the absence of dependence is your inclination angle 0 (angle relative to a lowering of the right wing leading edge) in F i g. 13 plotted for a Cy value of 0.01 , which corresponds approximately to the value during cruise. This graph clearly shows that the effect of increasing the angle 0 up to (9 values of 700 is small, but that it has a very disadvantageous effect at higher 0 values, since with these values the spouted layer initially on the leading edge of the wing The problem of air resistance was also investigated. In FIG. 14, air resistance (CDB) was plotted against lift (CL), with air being blown out of all wing edges. The measurements were made for Cg values of 0 and 0.178 The illustration shows that the air blowout increases the air resistance at small wing angles of attack because of a small counter-thrust component of the blown layer jet, but that the air resistance decreases at higher lift values due to a reduction in the lift-dependent drag.

Beim Ausblasen und gleichbleibendem Austellwinkel setzt sich der Luftwiderstand aus vier Anteilen zusammen: CDB = CDO - CM - COS (110' - e) - COS ly + A CLB'tg OC + A CD - Das, erste Glied der rechten Seite dieser Gleichung ist der Luftwiderstand CD 9 ohne Ausblasen, Das zweite Glied ist die direkte Vorwärtsschubkomponente, die sich infolge des Ausblasens des nach rückwärts geneigten Schichtstrahles aus der Vorderkante des Flügels ergibt, Das dritte Glied ist die Erhöhung des induzierten Luftwiderstandes, der durch die Steigerung der Auftriebskraft bedingt ist, und das letzte Glied ist ein kleiner negativer Widerstand oder Vorwärtsschub, der dadurch entsteht, daß der erhöhte Auftrieb - der durch das Ausblasen entsteht - bei seiner Einwirkung auf den vorderen Teil des Flügels dort Saugkräfte erzeugt, die sich an den nach vom gerichteten Flächenteilen auswirken.When blowing out and at a constant angle of exposure, the air resistance is made up of four components: CDB = CDO - CM - COS (110 '- e) - COS ly + A CLB'tg OC + A CD - That is the first term on the right-hand side of this equation the air resistance CD 9 without blowing out, the second term is the direct forward thrust component, which results from the blowing out of the backward inclined layer jet from the leading edge of the wing, the third term is the increase in the induced air resistance, which is due to the increase in lift force , and the last link is a small negative drag or forward thrust, which arises from the fact that the increased lift - which is created by the blowout - creates suction forces there when it acts on the front part of the wing, which has an effect on the forward-facing parts of the surface .

Der Wert des ersten Gliedes läßt sich aus F i g. 14 ermitteln, und die Werte des zweiten und dritten Gliedes können leicht berechnet werden; das restliche Glied, das tatsächlich eine Verkleinerung des »induzierten« Luftwiderstandes darstellt, wurde seinerseits berechnet und in der Form _A CD1CL über A CLB in den F i g. 15 bis 18 für Werte des Anstellwinkels von 5, 10, 15, 201 und Werte von (9 von 0, 20, 50, 60, 70 und 80' aufgetragen. Die Beträge der Werte -ACD sind klein, und die Meßergebnisse weisen eine große Streuung auf. Im allgemeinen läßt sich jedoch aus den Messungen schließen, daß das Verhältnis A CD1CL Mit 0 zunimmt. Die Ergebnisse für 0 gleich 801 (F ig. 16, 17 und 18) sind jedoch wahrscheinlich weniger zuverlässig als die anderen.The value of the first term can be found in FIG. 14, and the values of the second and third term can easily be calculated; the remaining term, which actually represents a reduction in the "induced" air resistance, was in turn calculated and in the form _A CD1CL over A CLB in FIG. 15 to 18 are plotted for values of the angle of attack of 5, 10, 15, 201 and values of (9 of 0, 20, 50, 60, 70 and 80 ' . The magnitudes of the values -ACD are small and the measurement results are large In general, however, it can be concluded from the measurements that the ratio A CD1CL increases with 0. However, the results for 0 equal to 801 (Figs. 16, 17 and 18) are likely to be less reliable than the others.

Schließlich zeigt die F i g, 19 ein graphisches, Schaubild, das die Verteilung des Blasimpulses längs der Vorderkante des Flügelmodells veranschaulicht.Finally , FIG. 19 shows a graphical diagram illustrating the distribution of the blowing momentum along the leading edge of the wing model.

Um ein anschauliches Bild von der durch die vorliegende Erfindung erreichbaren Verbesserung der Eigenschaften eines Flugzeuges mit stark gepfeilten Flügeln zu geben, wird nunmehr ein Vergleich zwischen einem Überschallflugzeug üblicher Form und einem derartigen Flugzeug gemäß der Erfindung durchgeführt, wobei vorausgesetzt ist, daß beide Flugzeuge gleiche Abmessungen und Gewichte haben.To get an illustrative picture of what the present invention provides achievable improvement in the properties of an aircraft with strongly swept To give wings, a comparison between a supersonic aircraft is now becoming more common Form and such an aircraft carried out according to the invention, assuming is that both planes have the same dimensions and weights.

Das -übliche Überschallflugzeug mit im hinteren Teil angeordnetem Strahlantrieb hat ein Bruttogewicht von etwa 140 000 kg und einen höchsten Gesamtschub von 45 000 kg. Für den Vers-ach wurde vorausgesetzt, daß der Flügelanstellwinkel gleich 41 und das Verhältnis zwischen Auftrieb und Luftwiderstand 8 beträgt (CL = 0,1; CD = 0,0125). The usual supersonic aircraft with jet propulsion in the rear has a gross weight of around 140,000 kg and a maximum total thrust of 45,000 kg. For the Vers-ach it was assumed that the wing angle of attack is 41 and the ratio between lift and drag is 8 (CL = 0.1; CD = 0.0125).

Das erfindungsgemäß ausgebildete Flugzeug hat die gleiche Gestalt, es hat aber Strahltriebwerke, die in der Nähe der Flugzeugnase eingebaut sind. Die von den Strahltriebwerken ausgestoßenen Gase werden in Form einer Gasschirht aus Flachdüsen (»Fischschw?nzdilsen«) ausgestoßen, die an der Vorderkante des Flügels in der Nähe der vorderen Flügelspitze angeordnet sind. Die Gasschicht wird in der Flügelebene, aber unter einem nach rückwärts geneigten Winkel von 15' zur Mittellinie des Flugzeuges ausgeblasen.The aircraft designed according to the invention has the same shape, but it has jet engines that are installed in the vicinity of the aircraft nose. The gases ejected by the jet engines are ejected in the form of a gas shield from flat nozzles ("fishtail nozzles"), which are arranged on the leading edge of the wing near the leading wing tip. The gas layer is blown out in the plane of the wing, but at a rearward inclined angle of 15 ' to the center line of the aircraft.

Für Reiseflug wird angenommen, daß das Verhältnis der durch das Blasen bedingt-en Auftriebssteigerung zu dem Blasünpulsfaktor gleich 1,0 ist und daß infolgedessen für den gleichen Auftriebs-Kennwert (CL=0,1) der Flügelanstellwinkel verringert wird, wodurch eine Verringerung des vom Auftrieb abhängigen Luftwiderstandes gegeben ist.For cruise flight it is assumed that the ratio of the increase in lift due to the blowing to the blowing pulse factor is equal to 1.0 and that, as a result, the wing angle of attack is reduced for the same lift characteristic value (CL = 0.1), whereby a reduction in the vom Buoyancy-dependent air resistance is given.

Unter diesen Bedingungen läßt sich zeigen, daß ein Schub von nur 90% des Schubes bei dem üblichen Flugzeug für das gemäß der Erfindung ausgeführte und mit einem Anstellwinkel von 3,31 fliegende Flugzeug notwendig ist und daß das Auftrieb-Widerstands-Verhältnis auf einen Wert von 8,97 erhöht wird, was eine Steigerung von genau 1211/o ohne Berücksichtigung der weiteren Möglichkeit einer entsprechenden Verminderung des Brennstoff- und des Triebwerkgewichtes ergibt.Under these conditions it can be shown that a thrust of only 90% of the thrust in the conventional aircraft is necessary for the aircraft constructed according to the invention and flying at an angle of attack of 3.31 and that the lift-drag ratio is reduced to a value of 8.97 is increased, which results in an increase of exactly 1211 / o without taking into account the further possibility of a corresponding reduction in fuel and engine weight.

Bei Starten ist wegen des größeren Flügelanstellwinkels, der 151 ist, die Lufttriebserhöhung infolge Ausblasen/Blasimpulsfaktor größer als beim Reiseflug. Für den Flügel eines -üblichen Flugzeuges wird angenornTnen,daß sich bei diesem Anstellwinkel ein Auftriebsfaktor von 0,5 ergibt, während bei einem erfindungsgemäß ausgebildeten Flugzeug der Auftriebsfaktor bei einem Blasimpulsfaktor von 0,195 gleich 0,65 ist. Infolgedessen kann die Startgeschwindigkeit eines erfindungsgemäßen Flugzeuges um ungefähr 1211/o verkleinert werden.During take-off, due to the larger wing angle of attack, which is 151 , the increase in air drive due to the blowing out / blowing pulse factor is greater than during cruising flight. For the wing of a conventional aircraft, it is assumed that this angle of attack results in a lift factor of 0.5 , while in an aircraft designed according to the invention the lift factor is 0.65 with a blow pulse factor of 0.195 . As a result, the take-off speed of an aircraft according to the invention can be reduced by approximately 1211 / o.

Beim Landen erreicht der Auftriebsfaktor eines erfindungsgemäßen Flugzeuges bei einem Blasimpulsfaktor von 0,417 einen Wert von 0,79, was einer Verringerung der Landegeschwindigkeit von 2011/o entspricht.When landing, the lift factor of an aircraft according to the invention reaches a value of 0.79 with a blow pulse factor of 0.417, which corresponds to a reduction in the landing speed of 2011 / o.

Aus dem obigen Vergleich ist ersichtlich, daß die Anwendung der Erfindung bei Überschallflugzeugen wertvolle Vorteile, beim Reiseflug sowie beim Startverhalten und besonders große Vorteile beim Landeverhalten ergibt, das in vielen Fällen einen entscheidenden Einfluß auf die derzeitige Auslegung von solchen Flugzeugen hat, Weiterhin ist ein erfindungsgemäß ausgeführtes Flugzeug ganz wesentlich leiser als ein übliches Flugzeug mit vergleichbaren Ab- messungen und Vorschubkräften; eine Geräuschverringerung von ungefähr 10 Dezibel dürfte erreichbar sein.From the above comparison it can be seen that the application of the invention in supersonic aircraft results in valuable advantages in cruising flight as well as in take-off behavior and particularly great advantages in landing behavior, which in many cases has a decisive influence on the current design of such aircraft executed airplane very much measurements quieter than a conventional aircraft with similar discounts and feed forces; a noise reduction of around 10 decibels should be achievable.

Die wesentliche Tatsache, die sich aus den Meßergebnissen ergibt, ist darin zu sehen, daß die Werte der Größe ACD immer negativ sind; das bedeutet, daß diese Größe eine kleine Erhöhung des Schubes über denjenigen hinaus liefert, der sich durch die direkte Vortriebsschubkomponente des ausgeblasenen Luftstromes ergibt. Bei einem Flugzeug, das nach seiner Auslegung die volle Strahltriebwerkleistung zum Ausblasen einer Gasschicht an der vorderseitigen odßr äußeren Flügelkante ausnutzt, bringt dies einen weiteren Zuwachs des Verhältnisses von Auftrieb zu Luftwiderstand, ganz unabhängig Von offensichtlichen Vorteilen, die durch einen geringeren induzierten Luftwiderstand bei einem gegebenen Auftriebskoeffizienten bedingt sind, Die Versuchsergebnisse zeigen ferner, daß die Anwendung sehr spitz gepfeilter Flügel und ein vollständiges Ausblasen der Triebwerksstrahlluft in den vorderen oder äußeren Kanten des Flugzeuges zu M ganz erheblichen Gewinnen beim Druckauftrieb bei nur kleinem oder gar keinem direkten Vorschubverlust führen kann, zumindest bei Flugzeuggeschwindigkeiten bis Mach 2.The essential fact that emerges from the measurement results can be seen in the fact that the values of the variable ACD are always negative; this means that this quantity provides a small increase in thrust beyond that which results from the direct propulsion thrust component of the blown air stream. In an aircraft which, according to its design, uses the full jet engine power to blow out a gas layer on the forward or outer edge of the wing, this brings a further increase in the ratio of lift to drag, regardless of the obvious advantages that result from a lower induced drag for a given lift coefficient are caused, the test results also show that the use of very sharp swept-back wing and a complete blowing out of the engine jet air in the front or outer edge of the aircraft can result in M quite substantial gains in printing lift with only small or no direct feed loss, at least for Aircraft speeds up to Mach 2.

Einige Ausführungsbeispiele von Flugzeugen, in denen diese Tatsachen berücksichtigt sind, werden nunmehr erläutert.Some embodiments of aircraft in which these facts are taken into account will now be explained.

Die F i g. 20 bis 25 zeigen ein Flugzeug mit einem Flügel 1 von niedrigem Seitenverhältnis und zumindest sehr angenäherter Dreieckgrundrißform sowie sehr spitz gepfeilten Vorderkanten 2. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist der Kantenwinkel gegenüber der Querachse des Flugzeuges ungefähr 801. Das Flugzeug wird durch eine größere Zahl von Gasturbinenstrahltriebwerken 3 angetrieben, vorzugsweise Triebwerken der Abzapfbauart oder mit besonderen Kompressoreinheiten, die längs jeder der beiden Flügelvorderränder gleichmäßig verteilt sind. Diese Triebwerke saugen die Luft durch langgestreckte Einlässe 4 in der oberseitigen Fläche des Flügels ein und stoßen ihre Gasstrahlen gemeinsam in Form langgestreckter dünner Strahlschichten durch ebenfalls langgestreckte Ausblasöffnungen 5 aus. Die Ausblasöffnungen 5 sind durch Lippen 5A begrenzt, die sich längs der vorderseitigen Kanten der Flügel erstrecken, Wie man in F i g. 22 erkennt, sind die Strahltriebwerke gegenüber der Längsmittellinie X-X des Flugze#iiges. derart geneigt angeordnet, daß sie die Sfrghlschichten in bezug auf die Flugrichtung nach rückwärts (wie durch die Pfeile A angegeben) und gleichzeitig nach außen (wie durch den ]Pfeil B ange,geben) ausblasen. Bei diesem Ausführungsbeispiel wird die Strahlschicht mit ein#in. schräg nach rückwärts geneigten Strömungswinkel von ungefähr 300 gegenüber der Flügelvordorkante ausgeblasen, Nach den F i g. 23 und 24 ist in der Nähe jeder Flügelvorderkante ein langgestreckter Schlitzkana16 vorgesehen, der den Flügel im Bereich seines äußeren Randes durchdringt und den an der Flügeloberseite. vorgesehenen langgestreckten Einlaß 4 mit der Ausblasöffnung 5 verbindet. Die Strahltriebwerke 3 sind etwa achsparallel zueinander in diesem Schlitzkanal angeordnet. Bei diesem Ausführungsbeispi#I sind die Strahltriebwerke 3 und die Ausblasöffnungen 5 derart ausgebildet, daß die Strahlschicht A mit einer gegenüber der horizontalen Ebene Y-Y des Flugzeugflügels abwärts gerichteten Komponente ausgeblasen wird, wobei diese Abwärtskomponente zu den bereits oben erwähnten rückwärts und auswärts gerichteten Komponenten hinzukommt, die sich aus der schrägen Anordnung der Strahltriebwerke ergeben.The F i g. 20 to 25 show an aircraft having a wing 1 of a low aspect ratio and at least very approximate Dreieckgrundrißform and very sharp swept leading edge 2. In this embodiment, the edge angle relative to the transverse axis of the aircraft about 801. The aircraft is driven by a larger number of gas turbine jet engines 3 , preferably engines of the bleeding type or with special compressor units, which are evenly distributed along each of the two wing leading edges. These engines suck in the air through elongated inlets 4 in the upper surface of the wing and expel their gas jets together in the form of elongated thin jet layers through likewise elongated exhaust openings 5 . The exhaust openings 5 are delimited by lips 5A which extend along the front edges of the blades, as can be seen in FIG. 22 recognizes, the jet engines are opposite the longitudinal center line XX of the aircraft. arranged inclined in such a way that they blow out the Sfrghlschichten with respect to the flight direction backwards (as indicated by the arrows A ) and at the same time outwards (as indicated by the] arrow B, indicate). In this embodiment, the spouted bed is marked with a # in. blown obliquely backwards inclined flow angle of about 300 opposite the leading edge of the wing, according to the F i g. 23 and 24, in the vicinity of each wing leading edge, an elongated slot channel16 is provided which penetrates the wing in the area of its outer edge and the one on the upper side of the wing. provided elongated inlet 4 connects to the exhaust opening 5. The jet engines 3 are arranged approximately axially parallel to one another in this slot channel. In this embodiment, the jet engines 3 and the blow-out openings 5 are designed in such a way that the jet layer A is blown out with a component directed downwards in relation to the horizontal plane YY of the aircraft wing, this downward component being added to the backward and outward-directed components already mentioned above, which result from the inclined arrangement of the jet engines.

Die Strahltriebwerke sind innerhalb des langgestreckten Schlitzkanals, 6 mit gegenseitigem Abstand angeordnet und induzieren durch Ejektorwirkung einen zusätzlichen Luftstrom um die Triebwerke herum und in den Zwischenräumen zwischen diesen Triebwerken; dieser zusätzliche Luftstrom wird zusammen mit den Gasströmen der Triebwerke durch die langgestreckte Ausblasöffnung 5 ausgeblasen.The jet engines are arranged within the elongated slot channel 6 , 6 at a mutual distance and induce an additional air flow around the engines and in the spaces between these engines by ejector effect; this additional air flow is blown out together with the gas flows of the engines through the elongated blow- out opening 5.

Beim Reiseflug erzeugen die nach r äckwärts gerichteten Komponenten der ausgeblasenen Triebwerksgasstrahlen und der Luft den gesamten Vortrieb für das Flugzeug. Die nach außen und nach abwärts, gerichteten Komponenten erzeugen, verstärken oder begünstigen die, Schichtwirbel, die an den stark gepfeilten vorderen Flügelkanten erzeugt und von ihnen abgelöst werden; dadurch, daß sie diese Schichtwirbel nach außen drückf"n, erhöhen sie das effektive Seitenverhältnis des Flügels, so daß der induzierte Luftwiderstandsfaktor verringert wird. Auf diese Weise wird ein Kombinationseffekt zwischen Strahltriebwerk und Flügel erzielt, wobei der Triebwerksstrahl - oder die Triebwerksstrahlen - gleichzeitig mit der Lieferung des VorwärtsschubQs die aerodynamischen Eigenschaften des Flügels im günstigen Sinne ändern.During cruise, the rearward-facing components of the blown engine gas jets and the air generate all of the propulsion for the aircraft. The outward and downward directed components generate, strengthen or favor the layer vortices that are generated on the strongly swept front wing edges and are detached from them; characterized in that this layer eddy outwardly "drückf n, enhance, so that the induced air resistance factor is reduced, the effective aspect ratio of the wing in this way a combined effect between the jet engine and wings is achieved, with the engine jet -. or the engine rays - simultaneously with the delivery of the forward thrust Q change the aerodynamic properties of the wing in a favorable sense.

Die, äußere Wand des Schlitzkanals 6 wird von einem festen Wandtei17 und einer vorflügelartigen Klappe 8 gebildet, die längs der in F i g. 23 (in ler ein Teil der Vorflügelklappe weggebrochen ist) erkennbaren Zickzacklinie, 9 trennbar sind. Die, Triebwerke 3 sind an der Vorflügelklappe durch Halterungen 10 festgelegt, und die, Klappe ist 4n geeigneten Trägem in F i g. 23 nicht dargestellt) schwenkbar gelagert, so daß sie um eine Achse oder Wolle 11 gedreht werden kann, die in Längsrichtung des festen Randes der Ausblasöffnung 5 verläuft. Für das Starten und Landen wird die Vorflügelklappe 8 zusammen mit den Triebwerken 3 in die aus F i g. 25 erkennbare Lage geschwenkt, so daS die Strahlschicht nach unten ausgeblasen wird und einen nach oben gerichteten Schub ergibt, Durch die Schwenkbewegung der Vorflügelklappe öffnet sich ein Hilfseinlaß 12 zwischen der Klappe und dem festen Wandteil 7; durch diesen zusätzlichen Einlaß strömt ein von den Triebwerken durch Ejektorwirkung induzierter weiterer Luftstrom hindurch, der nach unten zusammen mit den Gasstrahlen der Triebwerke. durch die Ausblasöffnung 5 ausgeblasen wird. Auf diese Weise erhält man einen wesentlich verstärkten Vertikalschub, während Geräusch und Bodenerosion verringert werden.The outer wall of the slot channel 6 is formed by a solid wall part 17 and a vane-like flap 8 , which extends along the lines shown in FIG. 23 (in which part of the slat flap has broken away) recognizable zigzag line, 9 are separable. The engines 3 are fixed to the slat flap by brackets 10 , and the flap is 4n suitable supports in FIG . 23 not shown) pivotably mounted so that it can be rotated about an axis or wool 11 which runs in the longitudinal direction of the fixed edge of the blow-out opening 5 . For take-off and landing, the slat flap 8, together with the engines 3, is in the form shown in FIG. 25 pivoted position recognizable, so that the spouted bed is blown out downwards and results in an upward thrust. The pivoting movement of the slat flap opens an auxiliary inlet 12 between the flap and the fixed wall part 7; through this additional inlet flows a further air flow induced by the engines by ejector effect, which flows downward together with the gas jets of the engines. is blown out through the exhaust opening 5. In this way, there is a significantly increased vertical thrust while noise and soil erosion are reduced.

In der Nähe der Ausblasöffnung 5 sind schwenkbare Leitflüoel oder flache Klappen 13 angeordnet; jeder Leitflügel ist um seine Längsachse schwenkbar gelagert. Beim Reiseflug werden die Leitflüg61 - wie dies F i g. 23 zeigt - parallel zu den nach rückwärts und auswärts gerichteten Gasstrahlen der Triebwerke eingestellt; sie wirken dabei jeder Neigung der Gasstrahlen zum Austreten unter etwa rechtem Winkel aus der vorderseitigen Flügelkante entgegen und tragen dazu bei, daß diese Gasstrahleri schräg aus der Kante austreten. Beim Starten und Landen können die Leitflügel um ihre Schwenkachsen so geschwenkt werden, daß sie die Gasstrahlen zu Steuerzwecken nach vorwärts oder nach rückwärts richten. Wahlweise oder zusätzlich zu den oben beschriebenen Maßnahmen können einige oder alle Strahltriebwerke 3 um Querachsen, wie 14, für den gleichen Zweck schwenkbar sein. Die Leitflügel 13 schwenken zusammen mit der Vorflügehdappe 8 um die Welle 11 und können die Halterung für die Vorflügelklappe bilden, welche diese Klappe mit dem Hauptteil des Flügels verbindet.In the vicinity of the exhaust opening 5 , pivotable Leitflüoel or flat flaps 13 are arranged; each guide vane is mounted pivotably about its longitudinal axis. During cruise, the Leitflüg61 - as shown in FIG. 23 shows - set parallel to the backward and outward gas jets of the engines; they counteract any tendency of the gas jets to exit at an approximately right angle from the front wing edge and contribute to the fact that this gas jet emerge obliquely from the edge. During take-off and landing, the guide vanes can be pivoted about their pivot axes in such a way that they direct the gas jets forwards or backwards for control purposes. Optionally or in addition to the measures described above, some or all of the jet engines 3 can be pivotable about transverse axes, such as 14, for the same purpose. The guide vanes 13 pivot together with the Vorflügehdappe 8 around the shaft 11 and can form the holder for the slat flap, which connects this flap to the main part of the wing.

Der Einlaß 4 des Schlitzkanals 6 ist mit Strömungsteilern 15 versehen, welche den festen Wandteil 7 an dem Hauptteil des Flügels festlegen. Diese Strömungsteiler erstrecken sich parallel zu den Längsachsen der Strahltriebwerke 3, wenn diese sich in ihrer Reiseflugstellung befinden, so daß sie die zusätzliche Luftströmung um die Strahltriebwerke herum und zwischen diesen nicht behindern.The inlet 4 of the slot channel 6 is provided with flow dividers 15 which fix the fixed wall part 7 to the main part of the wing. These flow dividers extend parallel to the longitudinal axes of the jet engines 3 when they are in their cruising position, so that they do not impede the additional air flow around the jet engines and between them.

Die F i g. 26 zeigt eine abweichende Ausbildung des soeben beschriebenen Ausführungsbeispiels; einander entsprechende Teile sind mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet. In dieser Ausführung sind die Strahltriebwerke 3 in dem langgestreckten Schlitzkanal 6 zwischen den Hauptteil des Flügels und dem festen Wandteil 7 angeordnet, statt an die Vorflügelklappen 8 angebaut zu sein. Beim Reiseflug stoßen die Triebwerke ihre Gasstrahlen in Form einer Schicht A aus, die nach rückwärts, nach außen und gleichzeitig abwärts gerichtet ist, wie in dem vorher beschriebenen Ausführungsbeispiel; die Triebwerkgasstrahlen werden durch den Luftstrom verstärkt, der um die Triebwerke und zwischen den Triebwerken durch den Kanal 6 hindurchströmt. Wie zuvor kann die Vorflügelklappe 8 zum Starten und Landen um die Schwenkwelle 11 in eine mit gestrichelten Linien dargestellte Stellung geschwenkt werden; dann induzieren die Strahltriebwerke 3 eine zusätzliche Strömung durch den weiteren Einlaß 12 zwischen der Klappe 8 und dem festen Wandteil 7. Die Steuerung kann durch entsprechendes Schwenken der Leitflügel 13 erfolgen.The F i g. 26 shows a different design of the embodiment just described; Corresponding parts are denoted by the same reference numerals. In this embodiment, the jet engines 3 are arranged in the elongated slot duct 6 between the main part of the wing and the fixed wall part 7 , instead of being built onto the slat flaps 8 . When cruising, the engines eject their gas jets in the form of a layer A, which is directed backwards, outwards and downwards at the same time, as in the previously described embodiment; the engine gas jets are amplified by the air flow which flows around the engines and between the engines through the duct 6 . As before, the slat flap 8 can be pivoted about the pivot shaft 11 into a position shown with dashed lines for take-off and landing; then the jet engines 3 induce an additional flow through the further inlet 12 between the flap 8 and the fixed wall part 7. The control can take place by pivoting the guide vanes 13 accordingly.

In dem Ausführungsbeispiel nach den F i g. 27 und 28 (in denen ebenfalls einander entsprechende Bauteile mit den gleichen Bezugszeichen wie vorher bezeichnet sind) sind die Strahltriebwerke 3 wiederum in dem lauggestreckten Schlitzkanal 6 an der festen Konstruktion des Flügels festgelegt. Das Flugzeug enthält weiterhin Reihen von Gebläseeinheiten 16, die mit ihren Achsen im wesentlichen vertikal im Bereich der Vorderkante des Flügels angeordnet sind. Diese Gebläse werden von dem festen Wandteil 7 getragen, und beim Reiseflug sind sie durch die, Vorflügelklappe 8 abgedeckt. Jede Gebläseeinheit 16 hat ein Rotor, der eine Reihe von umlaufenden Kompressorschaufeln und eine Reihe von Turbinenschaufeln trägt, welche an den äußeren Enden der Kompressorschaufeln sitzen. Außerdem weist die Einheit einen gebogenen Einströmkanal auf, über den ein Arbeitsströmungsmedium zu den äußeren Turbinenschaufeln geleitet wird. Derartige Gebläseeinheiten sind in der britischen Patentschrift 811840 beschrieben.In the embodiment according to FIGS. 27 and 28 (in which components that correspond to one another are also denoted by the same reference numerals as before) the jet engines 3 are in turn fixed in the elongated slot duct 6 on the fixed structure of the wing. The aircraft also contains rows of fan units 16 which are arranged with their axes essentially vertical in the region of the leading edge of the wing. These fans are carried by the fixed wall part 7 , and when cruising they are covered by the slat flap 8 . Each fan unit 16 has a rotor which supports a series of rotating compressor blades and a series of turbine blades which are attached to the outer ends of the compressor blades. The unit also has a curved inflow channel through which a working fluid is directed to the outer turbine blades. Such fan units are described in British patent specification 811,840.

Jedes Triebwerk 3 hat einen Anzapfauslaß 17, durch den auf überdruck gebrachte Luft oder Verbrennungsgase einer gemeinsamen Verteilerleitung 18 zugeführt werden, die sich längs der Vorderkante des Flügels erstreckt und von der das unter Druck stehende Arbeitsmedium über Abzweigleitungen 19 den Einlässen der Gebläseeinheiten 16 zugeführt wird.Each engine 3 has a bleed outlet 17 through which pressurized air or combustion gases are fed to a common distribution line 18 which extends along the leading edge of the wing and from which the pressurized working medium is fed via branch lines 19 to the inlets of the fan units 16.

Beim Reiseflug sind die Anzapfauslässe 17 geschlossen (durch Klappen, Ventile od. dgl.), und die Gebläse arbeiten nicht. Wie zuvor beschrieben, stoßen die Strahltriebwerke ihre Gasstrahlen als nach rückwärts, nach außen und nach unten gerichtete Strahlschichten A aus. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist jedoch der Einlaß des langgestreckten Schlitzkanals 6 durch Trennwände 20 unterteilt, welche einzelne Einlässe 21 für die Strahltriebwerke 3 gegeneinander abteilen, so daß kein zusätzlicher Luftstrom zwischen den und um die Triebwerke vorhanden ist. Zum Starten und Landen wird die Vorflügelklappe 8 in die mit gestrichelten Linien in F i g. 28 dargestellte Stellung bewegt, wobei sie den zusätzlichen Einlaß 12 öffnet, während die Abschlußorgane in den Anzapfauslässen 17 geöffnet werden, so daß ein Arbeitsströmungsmedium über die Verteilerleitung 18 und die Zweigleitungen 19 den Gebläsen 16 für deren Antrieb zugeführt wird. Die Gebläse saugen Luft durch den zusätzlichen Einlaß 12 ein und drücken verdichtete Luft vertikal nach unten, um einen weiteren Auftriebschub zusätzlich zu dem Auftriebschub zu erzeugen, der durch die nach unten abgelenkten Gasaustrittsstrahlen der Triebwerke erzeugt wird. Die Gebläse, und Triebwerke induzieren auch noch eine weitere Zusatzluftströmung durch Ejektorwirkung, dieser zusätzliche Luftstrom strömt durch den Zusatzeinlaß 12 rundum sowie zwischen den Gebläsen hindurch.When cruising, the tap outlets 17 are closed (by flaps, valves or the like) and the fans do not work. As previously described, the jet engines emit their gas jets as backward, outward and downward jet layers A. In this embodiment, however, the inlet of the elongated slot channel 6 is divided by partition walls 20 which separate individual inlets 21 for the jet engines 3 from one another, so that there is no additional air flow between and around the engines. For take-off and landing, the slat flap 8 is inserted into the dashed lines in FIG. 28 moved position, wherein it opens the additional inlet 12, while the closing organs in the tapping outlets 17 are opened, so that a working fluid is supplied via the distributor line 18 and the branch lines 19 to the fans 16 for their drive. The fans draw in air through the additional inlet 12 and force compressed air vertically downward to create an additional lift boost in addition to the lift generated by the downwardly deflected exhaust gas jets from the engines. The fans and engines also induce a further additional air flow by ejector effect; this additional air flow flows through the additional inlet 12 all around and between the fans.

Die F i g. 29, 30 und 31 zeigen eine etwas abweichende Ausführungform der Erfindung. Wie zuvor hat das Flugzeug einen Flügel 1, der zunündest näherungsweise eine sehr schmale Dreiecksform hat; an jeder der vorderen Kanten 2 dieses Flügels, die sehr spitz gepfeilt sind, ist ein Längsschlitzkanal 6 vorgesehen, der sich zwischen einem Einlaß 4 an der Oberseite des Flügels und einer Ausblasöffnung 5 in der vorderseitigen Flügelkante erstreckt. Die äußere Wand des Schlitzkanals 6 besteht aus einem festen Wandteil 7 und einer VorfLügelklappe 8, die um eine Welle 11 geschwenkt werden kann, welche längs des Randes der Ausblasöffnung 5 verläuft, die ihrerseits mit Leitschaufeln 13 versehen ist. Bei diesem Ausführungsbeispiel wird das Flugzeug von zwei Gruppen von Gasturbinenstrahltriebwerken 31, 31A angetrieben, welche derart ausgebildet sind, daß sie Luft durch an der Frontseite des Flugzeuges angeordnete Einlässe 32 einsaugen, die speziell für einen guten Lufteintritt bei überschaUgeschwindigkeiten ausgelegt sind. Die Triebwerke 31, 31A stehen miteinander in Verbindung und blasen ihre Auspuffgase in gemeinsame Verteüerleitungen33A bzw. 33B hinein, die innerhalb fester Wandteile17 längs des vorderen Randes des Flügels verlegt sind und eine Reihe von Ejqktordüsen 34 innerhalb des Schlitzkanals 6 speisen.The F i g. 29, 30 and 31 show a somewhat different embodiment of the invention. As before, the aircraft has a wing 1 which is initially approximately a very narrow triangular shape; on each of the front edges 2 of this wing, which are swept to a very sharp point, a longitudinal slot channel 6 is provided which extends between an inlet 4 at the top of the wing and a blow-out opening 5 in the front wing edge. The outer wall of the slot channel 6 consists of a fixed wall part 7 and a slat flap 8 which can be pivoted about a shaft 11 which runs along the edge of the blow-out opening 5 , which in turn is provided with guide vanes 13 . In this embodiment, the aircraft is driven by two groups of gas turbine jet engines 31, 31A , which are designed such that they suck in air through inlets 32 arranged on the front of the aircraft, which are specially designed for good air inlet at overhead speeds. The engines 31, 31A are in communication with one another and blow their exhaust gases into common distribution ducts 33A and 33B, respectively, which are laid within fixed wall parts 17 along the front edge of the wing and feed a series of ejector nozzles 34 within the slot duct 6.

Der Schlitzkanal 6 ist durch eine Reihe von schräg angeordneten Strömungsteilem 35 unterteilt, und die Ejektordüsen sind so angeordnet, daß die aus ihnen austretenden Strahlen parallel zu den Strömungsteüern 35 sind; die Ejektoren induzieren einen Luftstrom durch den Schlitzkanal, und die Anordnung der Ejektordüsenströraungsteiler sowie der Ausblasöffnung 5 und der Schaufeln 13 ist derart, daß ein Vortriebsgasstrahl als eine nach rückwärts, auswärts md abwärts gerichtete Strahlschicht A ausgestoßty., wird, welche die oben beschriebenen Wirkungen ergibt. Zum Starten und Landen kann die VoAügelklappe 8 in diejenige Stellung geschwenkt werden, die mit gestrichelten Linien in der F i g. 31 dargestellt ist, so daß ein zusätzlicher Luftstrom durch den Zusatzeinlaß 12 eingesaugt und mitgerissen wird, Bei den Ausführungsbeispielen, die im Zusammenhang mit den F i g. 20 bis 31 beschrieben wurden, werden die Gasstrahlen stets mit einer nach abwärts gerichteten Bewegungskomponente ausgestoßen oder ausgeblasen. Bei gewissen Anwendungsarten jedoch kann die Ausbildung des Schlitzkanals und der Triebwerke derart sein, daß diese Ausblasstrahlen horizontal in der Ebene des Flügels ausgeblasen werden, die der Stellung des Flügels beim Reiseflug entspricht. Eine Ablenkung nach unten kann vorgenommen werden, wenn das Flugzeug beispielsweise startet, landet oder steigt.The slot channel 6 is divided by a series of inclined flow dividers 35 , and the ejector nozzles are arranged so that the jets emerging from them are parallel to the flow dividers 35 ; the ejectors induce an air flow through the slot channel, and the arrangement of the ejector nozzle flow dividers and the blow-out opening 5 and the blades 13 is such that a propulsion gas jet is ejected as a backward, outward and downward spouted layer A , which results in the effects described above . For take-off and landing, the wing flap 8 can be pivoted into the position indicated by dashed lines in FIG. 31 is shown, so that an additional air flow is sucked in through the additional inlet 12 and entrained. In the embodiments described in connection with FIGS. 20 to 31 , the gas jets are always ejected or blown out with a downward motion component. In certain types of application, however, the design of the slot duct and the engines can be such that these blow-out jets are blown out horizontally in the plane of the wing which corresponds to the position of the wing during cruising flight. A downward deflection can be made when the aircraft is taking off, landing or climbing, for example.

Die F i g. 32 und 33 zeigen ein Flugzeug, das einen Flügel 41 aufweist, der angenähert eine schmale Dreiecksforin hati an jeder der stark gepfellten Vorderkanten 42 ist eine langgestreckte Ausblasöffnung 43 vorgesehen, welche durch Lippen 44 begrenzt ist, die sich über den größeren Abschnitt der Länge der Flügelvorderkante, erstrecken. Das Flugzeug wird durch Gruppen von Strahltriebwerken 45 A und 45 B angetrieben, die in der Nähe der Nase 46 des Flugzeuges angeordnet und so ausgebildet sind, daß sie Luft durch an der Stirnseite des Flugzeuges vorgesehene Einlässe 41 einsaugen. Jede Gruppe der Triebwerke 45A und 45B ist in sich derart ausgelegt, daß die ausgestoßenen Gasstrahlen der Triebwerke jeder Gruppe in eine gemeinsame Verteilunggleitung 48A bzw. 48B geleitet werden, welche mit einem der Ausblasschlitze 43 in Verbindung steht; wie die F i g. 33 zeigt, hat der Schlitz 43 insgesamt einen, unveränderlichen Querschnitt, der Schlitz nimmt aber an Breite von einem vorderen Punkt bis zu einem rückwärtigen Punkt am Flügel stetig ab. In den Verteilerleitungen 48 A und 48B sind schwenkbare Klappen oder Schaufeln 49 vorgesehen, die durch Veränderung ihrer Winkellage eine Steuerung des Ausblaswinkels der Gasströme durch den Ausblasschlitz 43 gestatten.The F i g. 32 and 33 show an aircraft which has a wing 41 which has approximately a narrow triangular shape.At each of the heavily furrowed leading edges 42 there is an elongated blow-out opening 43 which is delimited by lips 44 which extend over the greater portion of the length of the wing leading edge , extend. The aircraft is propelled by groups of jet engines 45 A and 45 B which are arranged in the vicinity of the nose 46 of the aircraft and are designed to draw in air through inlets 41 provided on the front of the aircraft. Each group of thrusters 45A and 45B is designed in such a way that the expelled gas jets of the thrusters in each group are directed into a common distribution slide 48A and 48B, respectively, which is in communication with one of the exhaust ports 43; like the fig. 33 shows, the slot 43 overall has an invariable cross-section, but the slot continuously decreases in width from a front point to a rear point on the wing. In the distribution lines 48A and 48B, pivotable flaps or blades 49 are provided which, by changing their angular position, allow the blow-out angle of the gas flows through the blow-out slot 43 to be controlled.

Im Betrieb liefern die Strahltriebwerke jeder der Gruppen 45A und 45B ihre zusammengefaßten Gasstrahlen in die Verteilerleitungen 48 A bzw. 48B, aus denen die Gase zu den schlitzförmigen Ausblasöffnungen 43 geleitet werden. Die Strahlschichten, die aus den ausgestoßenen Gasen der Triebwerke gebildet werden, treten aus den Schlitzen 43 in einer relativ zu der Mittellinie X-X des Flugzeuges nach außen führenden Richtung aus und liegen in der Ebene des Flügels, um das Ablösen von Wirbelschichten zur Verbesserung des Auftriebes zu begüstigen; sie haben eine in bezug auf die durch den Pfeil B bezeichnete Flugrichtung rückwärts gerichtete Komponente, die einen Vortriebsschub ergibt.In operation, the jet engines provide each of groups 45A and 45A 45B their combined gas jets into the manifold lines 48A and 48B, respectively where the gases are directed to the slot-shaped exhaust openings 43. The spouted layers, which are formed from the exhaust gases of the engines, emerge from the slots 43 in an outward direction relative to the centerline X-X of the aircraft and lie in the plane of the wing in order to facilitate the separation of fluidized beds To favor improvement of buoyancy; you have one in terms of going through the arrow B denoted direction of flight backward component, the one Propulsion thrust results.

Während des Startens sind die Leitschaufeln 49 in einer Stellung, die durch die gestrichelte Linie 50 veranschaulicht ist; in dieser Stellung leiten sie die Strahlschichten in der Hauptsache nach außen mit einer nach abwärts gerichteten Komponente, um das Maximum an Auftrieb in Verbindung mit einer vergleichsweise kleinen Rückwärtskomponente für den Vorwärtsschub bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten zu erzielen. Während des normalen Reisefluges und eines Fluges mit hoher Geschwindigkeit werden die Schaufeln 49 so eingestellt, wie dies die gestricheltell Linien 51 zeigen, wobei die Strahlschicht wiederum nach außen und in der Ebene des Flügels ausgeblasen wird, aber mit einer ganz wesentlich größeren rückwärts gerichteten Schuberzeugungskomponente für zusätzlichen Vortrieb. Die jeweilige Stärke der Strahlschicht, die aus der Ausblasöffnung ausströmt, wird durch den stetig abnehmenden Querschnitt der schlitzartigen Ausblasöffnung bestimmt bzw. den Erfordernissen angepaßt.During take-off, the guide vanes 49 are in a position illustrated by the dashed line 50; in this position they direct the jet layers mainly outwards with a downward component in order to achieve the maximum of lift in connection with a comparatively small rearward component for the forward thrust at low airspeeds. During normal cruise and high-speed flight, the blades 49 are adjusted as shown by the dashed lines 51 , the spouted layer again being blown outward and in the plane of the wing, but with a much larger rearward thrust generating component for additional propulsion. The respective thickness of the spouted layer that flows out of the blow-out opening is determined or adapted to the requirements by the steadily decreasing cross-section of the slot-like blow-out opening.

Längs jeder der geneigten bzw. gepfeilten Ränder des Tragflügels können schwenkbare Klappen derart angeordnet sein, daß die Strahlschicht über den Klappen ausgeblasen wird. Die Klappen können entweder gemeinsam oder einzeln nach abwärts oder aufwärts geschwenkt werden, so daß die Strahlschicht an dem gepfeilten Rand mit einer nach abwärts oder aufwärts gerichteten Komponente ausgeblasen wird. In dieser Art Art kann die Erfindung bei Flugzeugen angewendet werden, die vertikal starten und landen.Can along each of the sloping or swept edges of the wing pivotable flaps can be arranged such that the spouted bed over the flaps is blown out. The flaps can either go down together or individually or swiveled upwards so that the spouted bed is at the swept edge is blown with a downward or upward component. In of this kind, the invention can be applied to aircraft that are vertical taking off and landing.

Die Ausblasöffnungen 43 können sich längs eines Teiles der vorderseitigen Randkante des Flugzeugflügels erstrecken oder längs der gesamten Länge dieses Randes.The exhaust openings 43 can be along part of the front Edge edge of the aircraft wing extend or along the entire length of this edge.

Bei einer wahlweisen Ausführungsform stoßen die Gruppen von Strahltriebwerken45A, 45B ihre Strahlgase in eine gemeinsame Verteilerleitung aus, welche mit den öffnungen43 in Verbindung steht, welche sich längs beider vorderseitigen Ränder der Flügel erstrecken.In an optional embodiment, the groups of jet engines 45A, 45B from their jet gases into a common distribution line, which is connected to the openings 43 is in communication, which extend along both front edges of the wings.

Es kann auch jede Gruppe von Triebwerken 45A, 45B derart ausgelegt sein, daß sie an Leitungen ana S Cä chlossen ist, über welche die ausströmenden Gase unterschiedlichen Abschnitten jeder der Ausblasöffnungen 43 zugeleitet werden.Each group of engines 45A, 45B can also be designed in this way be that it is connected to lines through which the outflowing Gases are fed to different sections of each of the blowout openings 43.

Ein wesentliches Merkmal der vorliegenden Erfindung besteht darin, daß die Strahlschichten von den unter einem großen Winkel zur Querachse des Flugzeuges geneigten Vorderkanten der Flügel- oder der sonstigen Auftriebskonstruktionsteile mit nach außen und rückwärts gerichteten Strahlkomponenten ausgeblasen werden. Die nach auswärts gerichteten Strahlkomponenten ergeben zwar einen Verlust in bezug auf den Vorwärtsschub; es ist aber darauf aufmerksam zu machen, daß der -diesen Schubverlust ausgleichende Gewinn, der durch die Verstärkung und Ablösung der Schichtwirbel erreicht wird, dann erhalten werden kann, wenn der Neigungswinkel der Vorderkante gegenüber der Querachse des Flugzeuges genügend groß ist. Insbesondere muß beachtet werden, daß im Falle von nach vorwärts gepfeilten Vorderkanten die nach rückwärts gerichtete Strahlkomponente der Strahlschicht durch den Neigungswinkel der Flügelvorderkante gegenüber der Querachse des Flugzeuges und durch die Schwierigkeit begrenzt ist, die sich dadurch ergibt, daß die Schicht an der vorderseitigen Flügelkante unter einem spitzen Winkel nach rückwärts gerichtet austreten muß und nicht unter einem rechten Winkel. Infolgedessen ist ein relativ großer Neigungswinkel der Flügelvorderkante relativ zur Querachse des Flugzeuges unbedingt erforderlich.An essential feature of the present invention is that the jet layers are blown out from the leading edges of the wing or other lift construction parts inclined at a large angle to the transverse axis of the aircraft with outward and rearward directed jet components. The outwardly directed beam components result in a loss in terms of forward thrust; but it is to point out that the - this loss of thrust balancing profit, which is achieved by the reinforcement and replacement of the layer vortices can be obtained when the angle of inclination of the leading edge relative to the transverse axis of the aircraft is sufficiently large. In particular, it must be noted that in the case of forward swept leading edges, the rearwardly directed jet component of the spouted layer is limited by the angle of inclination of the leading edge of the wing relative to the transverse axis of the aircraft and by the difficulty resulting from the fact that the layer is below the leading edge of the wing must exit backwards at an acute angle and not at a right angle. As a result, a relatively large angle of inclination of the leading edge of the wing relative to the transverse axis of the aircraft is absolutely necessary.

Das Geräusch, das ein erfindungsgemäßes Flugzeug erzeugt, wird unter sämtlichen Betriebsbedingungen ganz wesentlich verringert, wenn man es mit dem Geräusch eines Flugzeuges vergleicht, dessen Strahltriebwerke einen gleichen Schub dadurch erzeugen, daß sie ihre Strahlen durch bekannte Schubdüsen ausstoßen. Diese ganz wesentliche Verringerung des Geräusches ist auf die schnelle Diffasion der Vortriebsgase zurückzuführen, wenn diese als dünne Schicht ausgestoßen werden, wie dies oben beschrieben ist; diese schnelle Diffusion ist aber nicht mit einem nennenswerten Verlust an Schub verbunden.The noise that an aircraft according to the invention generates is below all operating conditions are reduced significantly when you consider the noise compares an airplane whose jet engines give the same thrust produce, that they expel their rays through known thrusters. This very substantial reduction in noise is due to the rapid diffasion of the propulsion gases if they are expelled as a thin layer, as described above; but this rapid diffusion is not with one significant loss of thrust.

Claims (2)

Patentansprüche: 1. Flugzeug mit stark gepfeilten Tragflügeln, aus deren Vorderkante durch Schlitze längs zumindest eines Teiles der Spannweite ein flacher Gasstrom ausgeblasen wird, d a d u r c h g e -k e n n z e i c h n e t, daß der flache Gasstrom eine Strömungskomponente nach rückwärts aufweist, um Vortrieb zuerzeugen. 1. A plane with highly swept wings, from its leading edge at least a part of the span, a flat stream of gas is blown through slots along, d a d u rch g e -k ennzeichnet that the flat stream of gas has a flow component rearwardly generate to jacking . 2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausblaseschlitz (5) längs der Spannweite unterschiedlich weit ist. 3. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 -und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Weite des Ausblaseschlitzes (5) nach der Tragflügelspitze hin abnimmt. 4. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Weite des Ausblaseschlitzes (5) zur Steuerung des Flugzeuges änderbar ist. 5. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 4, gekennzeichnet durch schwenkbare Leitflügel (13) im Ausblaseschlitz zur Veränderung der Ausblaserichtung. 6. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausblasewinkel nach rückwärts veränderbar ist. 7. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der ausgeblasene Gasstrom mehr oder weniger nach unten gerichtet werden kann. 8. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Strahltriebwerke (3) längs der Vorderkante der Tragflügel angeordnet sind und einen aus den Ausblaseschlitzen homogen austretenden Gasstrom erzeugen. 9. Flugzeug nach den Ansprächen 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet daß die Strahltriebwerke (3) in einem Ejektorkanal (15) zur Beschleunigung zusätzlicher Luftmassen angeordnet sind. 10. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einlaßöffnung (12) eines Kanals zur Ansaugung zusätzlicher Luftmassen durch Ejektorwirkung durch eine vorflügelartige Klappe (8) verschließbar ist. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Auslegeschrift Nr. 1013 174; britische Patentschriften Nr. 837 705, 844 537; französische Patentschriften Nr. 1261961, 1244 434, 1103 426; USA.-Patentschriften Nr. 2 928 627, 3 018 982. 2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the blow-out slot (5) is of different width along the span. 3. Aircraft according to claims 1 and 2, characterized in that the width of the blow-out slot (5) decreases towards the wing tip. 4. Aircraft according to claims 1 to 3, characterized in that the width of the blow-out slot (5) can be changed for controlling the aircraft. 5. Aircraft according to claims 1 to 4, characterized by pivotable guide vanes (13) in the blow-out slot to change the blow-out direction. 6. Aircraft according to claims 1 to 5, characterized in that the blow-out angle can be changed backwards. 7. Aircraft according to claims 1 to 6, characterized in that the blown gas stream can be directed more or less downwards. 8. Aircraft according to claims 1 to 7, characterized in that a plurality of jet engines (3) are arranged along the leading edge of the wing and generate a gas stream exiting homogeneously from the blow-out slots. 9. Aircraft according to claims 1 to 8, characterized in that the jet engines (3) are arranged in an ejector duct (15) to accelerate additional air masses. 10. Aircraft according to claims 1 to 9, characterized in that an inlet opening (12) of a channel for sucking in additional air masses by ejector effect by a vane-like flap (8) can be closed. Documents considered: German Auslegeschrift No. 1013 174; British Patent Nos. 837,705, 844,537 ; French Patent Nos. 1261961, 1 244 434, 1103 426; U.S. Patent Nos. 2,928,627, 3,018,982.